Система зажигания авиадвигателя

Размещено на http://www.allbest.ru/

2

Министерство транспорта РФ

Троицкий авиационный технический колледж ГА- филиал Московского государственного технического университета ГА

Курсовой проект

По специальности 160901

Конструкция и техническое обслуживание двигателя

Система зажигания авиадвигателя

Выполнил: Ермаков Н.С.

Проверил: Зайцев М.Н.

Троицк 2012

Содержание

Общие сведения

Пояснительная записка

Основные этапы запуска

Способы запуска

Работа

ВСУ -ТА 6В

Конструкция

Расчетная часть

Экономическая часть

Список используемой литературы

зажигание запуск газотурбинный двигатель

Общие сведения

Система запуска и зажигания обеспечивает надежный автоматический запуск двигателя, простоту и безопасность в эксплуатации, имеет высокую эксплуатационную надежность.

Система запуска и зажигания включает в себя следующие основные элементы:

- стартер-генератор постоянного тока;

- воспламенительные устройства, создающие первоначальный очаг пламени для воспламенения топлива в камере сгорания;

- насос-регулятор и регулятор запуска, регулирующие подачу топлива в камеру сгорания.

Кроме того, в систему запуска и зажигания входят электрические агрегаты:

- панель стартера-генератора;

- автомат пуска двигателя;

- агрегат зажигания с двумя полупроводниковыми свечами;

- тахометрическая сигнальная аппаратура;

- электромагнитные клапаны основного и пускового топлива и другие агрегаты, обеспечивающие автоматизацию всего процесса запуска и работы двигателя.

Рис.1 Структурная схема:

ЭСТ - электростартер, МСХ - муфта сухого скольжения, ТСТ - турбостартер, ТГ - тахогенератор, АД - авиадвигатель. Две стрелки - обозначают механическую связь, одна - электрическую.

Пояснительная записка

Запуск авиационного газотурбинного двигателя представляет собой переходный режим работы двигателя от неподвижного состояния или режима авторотации в полете до режима малого газа.

Режимом малого газа авиационного газотурбинного двигателя называется режим малого вращения ротора, на котором двигатель развивает минимальную тягу, работает надежно и устойчиво и обеспечивает выход на любой рабочий режим.

К основным системам запуска двигателя относятся:

1) система управления запуском, которая состоит из:

- пульта управления;

- пусковых коробок и панелей, осуществляющих автоматическое управление процессом запуска;

2) пусковая система, которая состоит из:

- бортовых аккумуляторных батарей (при автономном запуске) или аэродромных источников электроэнергии;

- пускового устройства (электрические стартеры, стартеры-генераторы и турбостартеры);

3) система воспламенения, которая состоит из:

- системы зажигания (блок зажигания, запальная свеча);

- пусковой топливной системы (пусковые топливные насосы, электромагнитные клапаны пускового топлива, пусковые топливные форсунки);

4) основная топливная система, которая состоит из:

- основных топливных насосов;

- электромагнитных клапанов подачи и отсечки рабочего топлива;

- основных топливных форсунок.

Запуск авиационного двигателя представляет одну из основных операций при подготовке летательного аппарата к полету. Надежная работа системы запуска определяет готовность летательного аппарата к полету, безопасность полета, надежную работу двигателя.

К системам запуска предъявляются следующие требования:

- обеспечение надежного запуска двигателя на земле и в воздухе при всех условиях, возможных при эксплуатации;

- минимальное время запуска;

- обеспечение автономного запуска двигателя - запуска от бортовых источников энергии;

- постоянная готовность систем к действию;

- обеспечение как минимум трехкратного автономного запуска;

- экономичность расхода энергии (рабочего тела) источника питания;

- простота в эксплуатации и обслуживании;

- автоматизация всех операций запуска;

- минимальные габариты и масса.

Система автоматического управления обеспечивает запуск двигателя в различных условиях, запуск в полете, встречный запуск двигателя в полете, а также такие необходимые эксплуатационные режимы, как холодная прокрутка ротора авиадвигателя пусковым устройством, аварийное прекращение процесса запуска в случае необходимости.

Для запуска авиадвигателя в наземных условиях необходимо с помощью внешнего источника энергии, посредством пускового устройства (стартера), осуществить раскрутку ротора авиадвигателя до достаточно высокой частоты вращения, подать пусковое топливо, воспламенить его и подать рабочее топливо, обеспечив вывод двигателя на минимальный режим устойчивой работы - режим малого газа. Вывод двигателя на режим малого газа должен быть достаточно быстрым. Невыполнение этого условия ведет к повышению температуры газов перед турбиной, что опасно для камер сгорания и лопаток турбины.

Стартеру при запуске реактивного двигателя приходится преодолевать момент сопротивления М_с и момент инерционных сил М_j:

 - момент вращения агрегатов, установленных на двигателе;

 - момент сил трения в подшипниках.

Основное сопротивление вращению ротора авиадвигателя в процессе запуска создает момент компрессора. Момент компрессора является вентиляторным моментом, пропорциональным квадрату частоты вращения n:

Мощность, затрачиваемая на вращение агрегатов, установленных на двигателе, и на преодоление сил трения в подшипниках, не превышает 5% мощности компрессора.

Основные этапы запуска

Динамику процесса наземного запуска авиадвигателя можно представить в виде трёх периодов (этапов), следующих один за другим. В течение каждого этапа на ротор авиадвигателя действуют моменты, при которых ротор находится в состоянии динамического равновесия.

На первом этапе, начинающемся с момента подключения пускового устройства, раскрутка ротора авиадвигателя осуществляется только стартером, без подачи топлива в камеры сгорания. В течение этого периода по всему газовоздушному тракту проходит воздух, причем количество воздуха и его давления за компрессором с ростом частоты вращения ротора авиадвигателя возрастают. Частота вращения выбирается из условий обеспечения надежного воспламенения и устойчивого горения топливно-воздушной смеси и называется пусковой частотой вращения. На этом этапе момент, развиваемый стартером, уравновешивается моментом сопротивления компрессора и инерционных сил:

На втором этапе, начинающемся с момента воспламенения горючей смеси, ротор авиадвигателя раскручивается стартером и турбиной, начавшей развивать положительную мощность (>0). Вращающий момент, развиваемый турбиной с начала вступления ее в активную работу, практически линейно зависит от частоты.

Второй этап продолжается до частоты , называемой частотой сопровождения. При частоте вращения стартер отключается. При равновесной частоте вращения момент компрессора и момент турбины оказываются одинаковыми. Частота является частотой неустойчивого равновесия, так как малейшие отклонения от этой частоты в ту или другую сторону приводит или к остановке двигателя, или к выходу в режим малого газа. Поэтому стартер нельзя отключать при частоте . Кроме того, одновременная работа стартера и турбины сокращает время запуска, исключает возможность перегрева лопаток турбины и камер сгорания, так как расход воздуха через камеры при этом быстро возрастает, т.е. сокращается время работы авиадвигателя на переобогащенной смеси. Поэтому необходимо, чтобы стартер помогал турбине разгонять вращающиеся части авиадвигателя до частоты отключения стартера.

На втором этапе выполняется следующее условие:

М_ст + М_т = М_с + J,

Движущий момент, состоящий из момента стартера и турбины , должен превышать суммарный момент сопротивления настолько, чтобы вращающиеся части двигателя все время получали необходимое угловое ускорение .

На третьем этапе, начинающемся с момента отключения стартера, происходит самостоятельный разгон ротора авиадвигателя с заданным ускорением под воздействием значительного избыточного момента турбины, обеспечивающего быстрое достижение частоты вращения малого газа.

Рассмотренные этапы запуска характерны для процесса вывода на режим малого газа большинства современных авиационных газотурбинных двигателей. В некоторых случаях, для ускоренного вывода отдельных типов двигателей на режим малого газа, третий этап запуска исключают. До частоты вращения, соответствующей режиму малого газа, авиадвигатель раскручивается совместно стартером и турбиной.

Анализ процесса запуска авиационных газотурбинных двигателей различных типов показывает, что продолжительность каждого этапа процесса запуска различная. Как правило, самым продолжительным бывает второй этап (этап совместной работы турбины и пускового устройства), который является наиболее ответственным и определяет, с одной стороны, надежность запуска авиадвигателя, с другой - максимальную величину и характер изменения требуемой мощности пускового устройства. Мощность пускового устройства зависит от требуемого времени запуска и развиваемой авиадвигателем тяги или мощности. Чем быстрее должен происходить процесс запуска, тем более мощным должно быть пусковое устройство. Так, например, для ГТД с тягой P=(3,5ч 4)10⁴ Н, запуск в течение 35-40 с может быть осуществлен стартером, имеющим мощность 100-120 л.с., при времени запуска около 20 с, потребуется мощность стартера около 200 л.с. В полете иногда возможны случаи самопроизвольного или преднамеренного выключения двигателя. Самовыключении ГТД наблюдается при стрельбе из бортового оружия (при пуске ракет или стрельбе из пушек), резких изменениях режима авиадвигателя при эволюциях летательного аппарата, появлении неисправностей в отдельных агрегатах и системах двигателя и летательного аппарата и т.д.

Самовыключение двигателя сопровождается прекращением горения топлива в камерах сгорания, частота вращения ротора двигателя уменьшается, но он полностью не останавливается, а постепенно переходит на установившийся режим авторотации (самовращение под действием набегающего потока воздуха).

Для запуска двигателя в полете необходимо осуществить следующие операции:

1) воспламенить топливо в пусковом воспламенителе;

2) воспламенить и обеспечить устойчивое горение основного топлива в камере сгорания;

3) обеспечить устойчивую работу авиадвигателя на пусковых режимах и непрерывную раскрутку ротора до режима малого газа, при этом рычаг управления двигателем (РУД) должен находится в положении “МАЛЫЙ ГАЗ”.

При неудачном запуске производится повторный запуск на меньшей высоте полета после продувки двигателя.

После выхода двигателя из режима малого газа, система воспламенения топлива отключается и двигатель переводится на требуемый режим работы. В некоторых случаях, чтобы предупредить возможный срыв потока пламени, производится встречный запуск, т.е. включается система зажигания, обеспечиваются подача пускового топлива и кислородная подпитка, например, в момент пуска ракет или стрельбы из пушек. Особенностью встречного запуска является повышенный расход воздуха через пусковой воспламенитель. Поэтому для нормальной работы воспламенителя необходимо подавать большее количество топлива и использовать специальную систему зажигания с более интенсивным разрядом между электродами свечи.

Основные способы запуска ГТД

Запуск авиационных газотурбинных двигателей можно осуществлять следующим образом:

Наибольшее распространение получили пневматический, турбостартерный и электрический способы запуска.

На современных летательных аппаратах с газотурбинными двигателями тягой более 30 000 Н используются турбостартерные системы запуска с турбокомпрессорными стартерами, работающими на топливе двигателя летательного аппарата, и с турбостартерами ограниченного запаса рабочего тела (воздушными, пороховыми, жидкостными).

Турбокомпрессорный стартер (ТКС) представляет собой сравнительно небольшой газотурбинный двигатель с ограниченной продолжительностью работы (до 90-100 с) в стартерном режиме и мощностью от 50 до 200 кВт.

Впервые в мире ТКС для запуска авиационных ГТД были изготовлены в Советском Союзе в начале 50-х годов. ТКС запускаются от электрического стартера. После выхода на рабочий режим ТКС раскручивает ротор запускаемого двигателя за счет избыточной мощности, раскручиваемой турбины турбостартера. Основными элементами ТКС являются генератор газа, силовая турбина и редуктор. Вращающий момент от турбостартера к валу запускаемого двигателя передается:

- механическим путем;

- через гидромуфту;

- за счет газодинамической связи.

Электрический стартер, предназначенный для запуска турбостартера, соединяется с валом турбостартера через фрикционную муфту и муфту свободного хода.

Достоинством турбостартера по сравнению с другими системами запуска является:

сравнительно небольшой расход энергии на запуск самого стартера, а следовательно, и большая автономность системы;

возможность получения при небольших габаритах стартера значительной мощности, что обеспечивает ускоренный запуск двигателя;

отсутствие специального рабочего тела, так как ТКС работает на том же топливе, что и основной двигатель.

 Однако использование турбостартеров усложняет производство и эксплуатацию ГТД, увеличивает общее время запуска, так как ко времени запуска ГТД добавляется время запуска турбостартера.

Системы запуска с электрическими стартерами отличаются:

простотой устройства и управления;

надежностью в работе;

обеспечивают многократное повторение запуска;

Операции запуска легко автоматизируются. Однако область эффективного использования электрических систем запуска ограничиваются сейчас выходной мощностью 18 кВт, а в отдельных случаях 40 кВт, так как для данных систем характерно значительное увеличение их массы с увеличением их мощности. Поэтому для двигателей с большой тягой электрические системы запуска менее пригодны, чем системы запуска с турбостартерами.

Необходимо отметить, что большинство летательных аппаратов имеют на борту электрические системы запуска. На легких самолетах и вертолетах эти системы используются для запуска основных ГТД, а на средних и тяжелых - для запуска ГТД вспомогательных силовых установок, которые в свою очередь запускают основные ГТД летательного аппарата.

Для запуска ГТД на летательных аппаратах применяются электрические стартеры и стартеры-генераторы четырех типов:

- стартеры прямого действия типа СТ;

- стартеры-генераторы типа ГСР-СТ; у них якорь машины соединен с приводом ГТД через двухскоростной редуктор;

- стартеры-генераторы типа СТГ со встроенным планетарным двухскоростным редуктором;

- обычные самолетные генераторы типа ГСР и ГС, применяемые в стартерном и генераторном режимах с постоянным передаточным числом редуктора, расположенного в приводе ГТД. Своего дополнительного редуктора в этом случае ГСР и ГС не имеют.

Работа

Двигатель Д-36 оборудован автономной, автоматической воздушной пусковой системой обеспечивающей запуск двигателя от источника сжатого воздуха. Источником сжатого воздуха может быть вспомогательная силовая установка или один из работающих двигателей. Источником сжатого воздуха могут также служить аэродромные воздушные средства запуска с параметрами воздуха, равноценными параметрами бортового энергоузла.

Рис.2

В момент запуска двигателя Д-36 остаются открытыми три клапана перепуска воздуха из-за 3 ступени КНД и три клапана перепуска воздуха из-за 4 ступени КВД. Запуск или холодная прокрутка двигателей Д-36 возможны только в последовательном порядке, так как на самолёте установлена одна автоматическая панель запуска АПД-45

Процесс запуска двигателя условно можно разбить на три этапа Моментная диаграмма запуска НА каждом этапе действительно равенство

Муск = МсТ +МТ ?МПР

где М уск - момент, потребный для увеличения частоты вращения ротора (при М уск =0 увеличение частоты вращения невозможно); МСТ - момент, развиваемый стартёром; М Т - момент, развиваемый турбиной двигателя; М ПР - момент, потребный для прокрутки ротора двигателя.

Первый этап начинается с момента подключения стартёра к ротору двигателя и заканчивается в момент воспламенения топливно-воздушной смеси в камере сгорания при частоте вращения nT .

Очевидно, что на данном этапе самостоятельная работа двигателя невозможна, так как момент турбины МТ = 0. Поэтому ротор двигателя раскручивается только за счёт момента стартёра и на этом этапе

Муск =МСТ ?Мпр .

Второй этап начинается с момента воспламенения топливно-воздушной смеси в камере сгорания и заканчивается в момент отключения пускового устройства при частоте вращения nOTK . На этом этапе ротор двигателя раскручивается за счёт момента стартёра и момента, развиваемого турбиной двигателя МТ. Стартер работает в так называемом режиме сопровождения.

На третьем этапе, который начинается с момента отключения стартёра и заканчивается моментом выхода двигателя на режим малого газа nМГ , ротор двигателя раскручивается только турбиной двигателя. На третьем этапе МУСК = МТ ?Мпр . Предельное значение ТГ * при запуске ограничивается либо прочностью лопаток турбины, либо возможностями обеспечения устойчивой работы компрессора.

В процессе запуска по достижении ротором высокого давления двигателя заданной частоты вращения электронная система управления автоматически отключает стартер воздушный СВ-36.

Если частота вращения ротора высокого давления двигателя не достигнет частоты вращения, установленной для отключения СВ-36, то его отключение выполнит АПД через 45секунд с начала запуска (после нажатия на кнопку «Запуск)

После нажатия кнопки ЗАПУСК напряжение "+Бортсеть подается на:

- автомат пуска двигателя;

- реле;

- блок управлением сигнализатора БУС-1.

Реле становится на самоблокировку и подает питание на автомат пуска.

Программный механизм автомата пуска отрабатывает временную циклограмму запуска двигателя

и по его командам включаются:

- система раскрутки ротора двигателя от стартера-генератора;

- система зажигания;

- система распределения;

- система электропитания.

ВСУ-ТА-6В

Вспомогательная силовая установка (ВСУ) -- вспомогательный источник энергии на транспортном средстве, не предназначенный для приведения средства в движение. Во многих случаях назначением ВСУ является запуск основного двигателя, а также обеспечение средства энергией на стоянках.

Различные типы ВСУ устанавливаются на самолёты.

Двигатель ТА-6В для вспомогательной силовой установки (ВСУ) представляет собой одновальный газотурбинный двигатель.

Двигатель устанавливается в специальном негерметизированном отсеке на борту самолета и предназначен для:

- запуска маршевых двигателей самолета с помощью воздушных пусковых устройств на аэродромах, расположенных на высотах до 3000 м над уровнем моря;

- кондиционирования кабин и отсеков (салонов) самолета на аэродромах, расположенных на высотах до 3000 м,' а также на взлете и посадке;

- питания бортовой сети самолета электроэнергией переменного тока на аэродромах, расположенных на высотах до 3000 м над уровнем моря;

- питания переменным током бортовой сети самолета и сжатым воздухом воздушно-приводных агрегатов при использовании двигателя в аварийной ситуации в полете на высотах до 3000 м.

Конструкция

Двигатель (рис. 2) состоит из следующих основных узлов:

- трехступенчатого компрессора диагонально-осевого типа

- кольцевой противоточной камеры сгорания испарительного типа

- трехступенчатой осевой турбины

- редуктора с генераторами постоянного и переменного тока и с другими навесными агрегатами, обеспечивающими нормальную работу двигателя

Компрессор предназначен для сжатия всасываемого воздуха и подачи

его в камеру сгорания и потребителю.

В камере сгорания происходит сгорание топлива в потоке сжатого компрессором воздуха и последующее понижение температуры' газов до заданной величины с выравниванием температурного поля перед турбиной

Газовая трехступенчатая осевая турбина предназначена для преобразования энергии горячих газов в механическую энергию, потребляемую компрессором, генераторами и вспомогательными агрегатами, установленными на двигателе.



Рис.3 1. Воздушно-масляный радиатор 2. Переходник вентилятора 3. Вентилятор 4. Трубопровод суфлирования масляной полости корпуса опор 5. Коробка электрических соединителей 6. Задняя подвеска 7. Соединительная колодка 8. Воспламенитель 9. Пусковая форсунка 10. Камера сгорания 11. Кожух воздухозаборника 12. Регулятор запуска 13. Маслонасос 14. Генератор постоянного тока 15. Трубопровод суфлирования редуктора 16. Штуцер замера давления топлива в пусковом коллекторе 17. Труба перепуска 18. Агрегат зажигания 19. Штуцер замера давления в широкой части трубы 20. Регулятор воздуха 21. Труба отбора 22. Трубопровод подвода масла из радиатора в маслобак 23. Трубопровод подвода масла из маслонасоса в радиатор 24. Генератор переменного тока 25. Топливный насос-регулятор 26. Приемник термометра сопротивления 27. Маслобак 28. Сигнализатор уровня масла 29. Штуцер автоматической заправки масла 30. Электромагнитный клапан основного топлива 31. Штуцер замера давления топлива в основном коллекторе 32. Штуцер замера давления воздуха в лабиринтах корпуса опор 33. Электромагнитный клапан пускового топлива

Расчетная часть

Расчет на изгиб зубьев шестерен привода маслонасоса ТА-6В производится по формуле:

= ?

= 4 ? = 84.4 МПа

-действующее напряжение изгиба (Мпа)

- окружная сила (Н)

В - ширина венца

m - модуль зацепления

= (1.5) - коэффициент динамической нагрузки

= (4) - коэффициент формы зуба

Окружная сила равна :

=

= = 2952.3 Н

М- момент

d - диаметр шестерни

z - число зубьев

Диаметр шестерни ревен:

d=m ? z

d=2.5 ? 42= 105

Усилие на изгиб зубьев шестерни привода маслонасоса ТА -6В составляет : 84.4 МПа

Экономическая часть

Увеличение сухой массы двигателя приведет к уменьшению коммерческой нагрузки. Затраты же по техническому обслуживанию , амортизации и топливу останутся практически неизменными.

Годовой экономический эффект (??ЭG пус)

??ЭG пус = Э(b- 1), руб/самолето-год.,

??ЭG пус =1000 ? 637000 ? (1.06 - 1)= 38220000 руб/самолето год.

где: -годовой налет

Э - себестоимость летного часа принять: ЯК-42 - 637000руб/самолето-год

b - коэффициент изменения коммерческой загрузки за счет изменения сухой массы двигателя.

b = ;

для Як -42 принять: 14500кг

b = = 1.06

=1+ экономия сухой массы двигателя.

Снижение сухой массы двигателя на 6%

=14500 + 870 = 15370

Таблица 1- исходные данные для определения расхода топлива

Тип л/а	кг/час	кг/час
Д -36	117	1032

Уменьшение расхода топлива:

??- 10% ??- 8%

коэффициент h - удельный вес работы двигателя на земле. Для всех типов ВС принять h=0.9

Список используемой литературы

1.Основы конструкции авиационных двигателей. Г.И Данилейко, Л.А Капустин, Е.Л Фельдман

2.Техническая механика. Д.В Чернилевский, Е.В Лаврова, В.А Романов

3.Задание и методические указания на курсовое проектирование по конструкции и техническому обслуживанию авиационных двигателей. Зайцев М.Н, Локтионов С.М

4.Двигатель ТА-6В , руководство по технической эксплуатации Кирин В.В

5.Интернет сайты: http://www.avsim.su http://www.aviaros.narod.ru

Размещено на Allbest.ru

...